李建鵬 靳伍銀 趙以德

1)(蘭州理工大學機電工程學院,蘭州 730050)

2)(蘭州空間技術物理研究所,真空技術與物理重點實驗室,蘭州 730000)

為了研究離子推力器輸入?yún)?shù)對工作性能的影響,采用試驗研究和理論分析的方法研究了離子推力器加速電壓和陽極流率對離子推力器性能的影響.研究結果表明:一定范圍內(nèi)離子束流隨著加速電壓絕對值的減小不斷減小,然后突然增大,大、小推力模式下的電子返流極限電壓分別為—140 V 和—115 V,放電電壓、放電損耗隨陽極流率減小單調(diào)增大,減速電流單調(diào)減小,通過調(diào)節(jié)陽極電流、柵間電壓、工質(zhì)氣體流量,功率為300—4850 W 下,推力為11—188 mN,比沖為1800—3567 s,效率為34%—67%,在3000 W 時推力器最高效率達到67%,該轉(zhuǎn)折點對推力器設計和應用有關鍵意義,應用要結合在軌任務剖面選擇合理的工作參數(shù)區(qū)間.

1 引言

離子電推進作為一種先進的空間推進技術,憑借比沖高、壽命長、推力大范圍精確可調(diào)等優(yōu)點在航天器姿軌控、深空探測推進等任務得到廣泛應用[1-4].我國于2019年12月由長征五號火箭成功發(fā)射實踐二十試驗衛(wèi)星,蘭州空間技術物理研究所研制的LIPS-300 雙模式離子推力器完成首次在軌應用,承擔衛(wèi)星的推進任務.

離子推力器多模式調(diào)節(jié)在無拖曳控制、深空探測任務中其優(yōu)勢更為明顯,歐空局研制的GOCE衛(wèi)星采用英國 T5 離子電推進系統(tǒng)補償衛(wèi)星軌道上地球大氣阻力,在 55—585 W 下實現(xiàn)了 1—20 mN推力的多模式調(diào)節(jié)[5],吉森大學開展了RIT 系列射頻離子推力器研究,推力覆蓋 10—500 mN[6].目前已成功應用電推進系統(tǒng)完成深空探測任務的推力器見表1 所列.

表1 多模式離子推力器應用情況Table 1.Application of multi-mode ion thruster.

多模式離子推力器在國外已完成在軌飛行應用,近期我國啟動小行星探測任務,電推進系統(tǒng)為軌道機動提供推力.針對向主帶彗星巡航階段探測器與太陽距離從1 至3.5 AU 大范圍變化的特點,需要使用多工作點電推進系統(tǒng)與太陽能帆板輸出功率進行匹配,急需要開展推力器研制及輸入?yún)?shù)對推力器輸出特性的匹配性研究.同時,多模式寬范圍調(diào)節(jié)技術可推廣應用于航天器無拖曳控制離子電推進.高精度引力場測量衛(wèi)星和空間微重力試驗衛(wèi)星需要應用推力連續(xù)和精確可調(diào)的電推進系統(tǒng)補償某個方向或全部方向的非慣性力(如大氣阻尼).

多模式離子推力器在國外已完成在軌飛行應用,但對其詳細工程設計、工作參數(shù)調(diào)節(jié)約束邊界、控制策略報道較少.Herman 等[15]探討了柵間電壓、柵極間距與離子束流聚焦引出的關系.Brophy等[16],Wang 等[17],Chen 等[18],Long 等[19],Zhao 等20],Wirz 和Goebel[21]通過數(shù)值模擬仿真研究了柵極系統(tǒng)電場分布、離子引出路徑、離子透過率、交換電荷離子分布、柵極濺射腐蝕等參數(shù)對多模式離子推力器的影響,王雨瑋等[22]和李建鵬等[23]開展了推力器屏柵電壓,陽極電流對推力器工作性能影響研究,蘭州空間技術物理研究所開展了10 kW 級[24]和1 kW[25]級離子推力器性能調(diào)節(jié)試驗,Jahn 和Won[26],Farnell 和Williams[27],Bittencourt[28],Piel和Brown[29]就推力器等離子產(chǎn)生、帶電離子輸運、放電機理等開展大量研究.

本文針對我國深空探測實際任務剖面需求,針對5 kW 級離子推力器,通過理論分析和試驗的方法開展輸入?yún)?shù)對推力器性能研究,完成了離子推力器的設計和測試平臺的搭建,分析討論離子束流與加速電壓,陽極流率與放電電壓、放電損耗、減速電流,功率與推力、比沖、效率之間的關系,為離子推力器優(yōu)化設計、控制策略制定、多模式調(diào)節(jié)和在軌應用提供有效指導.

2 實驗設備和方法

離子推力器放電室采用四極環(huán)形會切場,設計重點考慮功率寬范圍適應性和低功率下放電穩(wěn)定性,離子光學系統(tǒng)采用由屏柵、加速柵、減速柵組成的三柵結構,為了增加放電電離面積及提高熱穩(wěn)定性采用了凸面柵極,為了提升離子推力器束流均勻性,采用變孔徑屏柵使孔徑與放電室電子溫度分布相匹配,陰極和中和器采用全石墨觸持極和六硼化鑭發(fā)射體空心陰極,氣路電絕緣器采用電壓分割式結構、支撐結構采用主支撐環(huán)集成式設計結構.

針對上述多模式離子推力器原理樣機,開展輸入?yún)?shù)對工作特性影響測試試驗,其試驗圖如下圖1 所示.試驗系統(tǒng)主要包括:電推進真空實驗系統(tǒng),束流特性測試診斷設備,推力器推力測量系統(tǒng),供電,供氣和控制系統(tǒng),其供電連接關系采用了陽極電源與屏柵電源串聯(lián)連接關系.

圖1 離子推力器試驗組成圖Fig.1.Schematic of experiental principle.

在離子推力器輸入?yún)?shù)對工作特性的性能研究實驗中,以3 kW 功率為臨界點,根據(jù)推力器寬范圍調(diào)節(jié)參數(shù)匹配將供氣供電定義為小推力和大推力兩種大的工況,3 kW 以上定義為大推力模式,3 kW 以下定義為小推力模式.

離子推力器加速電壓對輸出特性的性能研究實驗中電子返流極限電壓是指引起電子返流的加速柵電壓臨界值,當減小加速柵電壓到該臨界值時,由于電子返流束流增加,測試方法為分別保持各模式下供氣、供電條件不變,以30 V 步長調(diào)節(jié)加速電壓,直到離子束流出現(xiàn)轉(zhuǎn)折點得到電子返流極限電壓.

離子推力器陽極流率對輸出特性的性能研究實驗是分別保持各模式下供電條件不變,以0.2 mg/s 步長調(diào)節(jié)陽極流率,直到離子束流不能正常引出或放電電壓高于54 V.通過推力測量裝置完成推力測量,通過離子推力器工作參數(shù)和性能計算公式確定了推力器的各性能指標,圖2 為推力器現(xiàn)場工作圖.

圖2 離子推力器點火照片F(xiàn)ig.2.Discharge of the ion thruster.

3 結果和討論

3.1 加速極電壓與離子束流

離子光學系統(tǒng)的作用是從放電室等離子體中引出、聚焦、準直、加速噴出離子產(chǎn)生推力,帶有1000 V 以上的屏柵靠近放電室,防止加速柵直接受高能離子轟擊,為了保持離子推力器電中性,在加速柵下游,離子束正電荷被中和器發(fā)射的電子中和,加速柵極負電壓的主要作用是有效的阻止電子返流[30].在正常情況下,加速柵的負壓會在加速柵孔中心附近形成勢壘,若沒有電勢阱,電子返流會嚴重影響推力器正常工作,甚至導致推力器或電源的損壞.圖3 給出了小推力、大推力模式下束電流隨著加速電壓的變化情況.

從圖3 可以看出,小推力模式下,當加速電壓絕對值從220 V 不斷減小,束電流隨著加速電壓絕對值的減小從1.68 A 緩慢降低到1.64 A,當加速電壓絕對值減小到從115 V 時,束電流轉(zhuǎn)折突然增大到1.78 A;大推力模式下,加速電壓絕對值從400 V 不斷減小,束電流隨著加速電壓絕對值的減小從3.68 A 緩慢降低到3.36 A,當加速電壓絕對值減小到140 V 時,束電流轉(zhuǎn)折,突然增大到3.48 A.

圖3 離子束電流隨加速電壓變化情況 (a)小推力模式;(b)大推力模式Fig.3.Beam current as a function of accel-grid voltage for different thrust mode:(a)Low thrust mode;(b)high thrust mode.

出現(xiàn)上述現(xiàn)象的主要原因是:推力器工作時離子首先從等離子體鞘層發(fā)射面引出,該發(fā)射面是曲面對引出的離子有聚焦作用,屏柵是正電位,加速柵是負電位,在電場中離子的受力方向垂直于等勢線,所以柵極間電場聚焦、加速離子后又會有一定的發(fā)散作用,即柵極系統(tǒng)引出的離子不是會聚的離子,而是沿軸線發(fā)散射出的離子束流,理想的離子束流方向應平行于軸向,在一定的柵極幾何結構參數(shù)下,可以通過調(diào)節(jié)柵極電位來控制束流的聚焦情況,由鞘面發(fā)射的離子流經(jīng)過柵極離子光學系統(tǒng)引出束流,因空間電荷效應限制遵循 Child-Langmuir 定律,修正后的最大單孔束流為

式中,ε0為真空介電常數(shù);e為元電荷量;mi為工質(zhì)氣體離子質(zhì)量;VT為柵極加速電壓,引出的離子束流與總加速電壓成正比,正常工作條件下鞘面是彎曲的,近似于球面的一個截段,凹面對著屏柵孔,鞘面位于屏柵上游,這種幾何形狀使鞘面發(fā)射的離子全部進入柵孔且具有正常的離子束軌道,當加速電壓絕對值減小,總加速電壓不斷減小,柵極引出能力持續(xù)變差使得離子束電流減小,當減小到一定值時將導致鞘面向柵極孔方向移動,離子不能正常聚焦,軌跡呈發(fā)散狀態(tài),嚴重時鞘面凸向柵孔方向造成離子引出欠聚焦,離子不能正常聚焦通過柵極小孔被加速形成離子束,離子和柵極發(fā)生碰撞導致離子束電流突然增大.

電子返流極限電壓被定義為隨著加速極電壓的降低,屏柵極電流增大1%時的加速電壓值[30],電子返流極限電壓 |Va|的經(jīng)驗公式為

式中,Vb為束電壓;le為有效加速長度;ta為加速柵極的厚度;da為加速柵極的孔徑.從試驗得到小推力模式下的電子返流極限電壓為—115 V,大推力模式下的電子返流極限電壓為—140 V,大推力模式下電子返流極限電壓小于小推力模式,原因是束電流的增加會造成在加速柵孔中心鞍點電勢絕對值的減小,阻止電子返流能力降低,說明推力器隨功率增加需要更大的加速電壓絕對值以阻止電子返流發(fā)生來提升壽命,同時在推力器壽命末期,離子轟擊濺射導致加速柵孔徑不斷擴大,加速柵孔增加使得加速柵孔中心區(qū)域的負電勢壘絕對值不斷降低,起初工作點給定的加速電壓不能滿足任務需要,可以通過在軌補充電參數(shù)策略完成任務,在離子推力器系統(tǒng)設計中要綜合功率和性能等綜合因素選擇加速電壓.

3.2 陽極流率與放電電壓、放電損耗、減速電流

為了實現(xiàn)航天器較大速度增量以實現(xiàn)行星的探測,要求推力器在寬功率范圍內(nèi)具有高比沖特性.工質(zhì)流率大小對推力器性能和壽命有很大影響,其直接影響推力器放電穩(wěn)定性和高效性[31],主要表征在放電電壓、放電功耗、減速電流等參數(shù).

圖4 和圖5 給出了大、小推力模式下放電電壓、放電損耗隨陽極流率變化的曲線.從圖4 和圖5可以看出,小推力模式下,陽極流率從5.143 mg/s降低到1.443 mg/s,放電電壓從23 V 增加到45 V,放電損耗同步從190 W/A 增加到315 W/A;大推力模式下,陽極流率從6.823 mg/s 降低到3.123 mg/s,放電電壓從29 V 增加到54 V,放電損耗同步從230 W/A 增加到340 W/A.

圖4 放電電壓隨陽極流率的變化情況 (a)小推力模式;(b)大推力模式Fig.4.Discharge voltage as a function of anode mass flow rate for different thrust mode:(a)Low thrust mode;(b)high thrust mode.

圖5 放電損耗隨陽極流率的變化情況 (a)小推力模式;(b)大推力模式Fig.5.Discharge loss as a function of anode mass flow rate for different thrust mode:(a)Low thrust mode;(b)high thrust mode.

陽極流率通過可以放電室工質(zhì)利用率來表征,放電室工質(zhì)利用率定義為以離子形式流出推力器的工質(zhì)流率占放電室供給總流率之比,用符號ηmd 表示:

放電損耗表征推力器放電效率,其值越小代表放電效率越高,計算公式為

式中,Vd為放電電壓;Id為放電電流;Ib為束電流.

從(3)式和(4)式可知,大、小推力模式下放電電壓、放電損耗隨陽極流率減小不斷增大主要是因為當陽極流率減小,為了保持束電流不變需要維持放電室內(nèi)的等離子體密度,放電室工質(zhì)利用率增加,從而導致放電電壓增大,放電損耗均增加.

大推力模式較小推力模式放電損耗大,另外一個原因是大推力模式比小推力模式下放電電流大,當放電電流增大時,空心陰極羽流區(qū)中的電離比率將對應增大導致電離不穩(wěn)定性,該情況下等離子體放電會消耗掉大部分中性氣體并引起推力器放電室電壓振蕩[32],通過“離子束流-陰極羽流”間的相互作用發(fā)生耦合[33],增大了放大電壓,但是高的放電電壓會增加雙荷離子比例,雙荷離子不僅會造成推力損失,而且還會增加離子濺射刻蝕速率,影響推力器壽命,而低的放電電壓會降低放電效率進而降低推力器效率,同時加劇推力器自身發(fā)熱,增加推力器熱敏感元器件研制難度.一般認為將放電電壓控制在30 V 以下時,放電室離子對屏柵的濺射刻蝕磨損是可接受范圍,權衡放電效率和對屏柵的刻蝕速率,面向小天體探測研制的多模式離子推力器在小推力模式下,最佳流率區(qū)間為1.943—3.743 mg/s,大推力模式下,最佳流率區(qū)間為5.223—6.823 mg/s.

同時在試驗中得到了如圖6 所示的減速電流在工質(zhì)不同流量下的變化曲線,可以看出隨著工質(zhì)氣體流量增大減速電流緩慢增加,這主要是因為:柵極系統(tǒng)引出離子除在電場力作用下做加速度運動,還包括粒子之間的碰撞,電離室中已電離離子與未電離氙原子之間會進行電荷交換而生成低能電荷交換離子,對于Xe 電荷交換過程可以表示為

圖6 減速電流隨陽極流率的變化情況 (a)小推力模式;(b)大推力模式Fig.6.Decel-current as a function of anode mass flow rate for different thrust mode:(a)Low thrust mode;(b)high thrust mode.

交換電荷離子產(chǎn)生率計算公式為

其中ni為離子密度;nn為中性氣體密度;vi為離子的速度;σ(vi)為交換電荷碰撞截面.

當放電室陽極流率增大使得中性氣體增多,產(chǎn)生更多的交換電荷,減速柵受到電荷交換離子的轟擊從而導致減速柵電流增大.因此,為了減少電荷交換離子對柵極的轟擊,應該減少未電離的氙原子,同時要注意選擇合理的流率以降低放電損失和放電電壓,減小電離室離子的能量,特別是要控制雙核離子的產(chǎn)生,延長推力器壽命.

3.3 功率與推力、比沖、效率

離子電推進的功率為各配套電源功率之和:

式中,Vb,Vd,Va,Vk和Vn分別為束電壓、放電電壓、加速電壓、陰極觸持電壓和中和器觸持電壓;Ib,Id,Ia,Ik和In分別為束電流、放電電流、加速電流、陰極觸持電流和中和器觸持電流.

推力、比沖、效率是衡量推力器性能的關鍵指標,對推力器在不同工作點下推力進行實測,實測推力與理論推力計算公式(7)式對比,根據(jù)前期大量試驗結果,推力修正系數(shù)γ分布在0.90—0.97 范圍內(nèi).用(8)式和(9)式得到比沖及效率.

推力

式中,F為推力,N;γ為推力修正系數(shù);M是氙離子的質(zhì)量,取2.18×10—25kg;e是電子的電量,取1.6×10—19C;Vb為束電壓,V;Ib為束流,A.

比沖

效率

根據(jù)上述推力器工作參數(shù)對性能影響試驗及文獻[23],在陽極電流5.4—28 A,屏柵電壓520—1420 V,加速電壓120—400 V,陽極流率1.943—5.223 mg/s 條件下進行調(diào)節(jié),得到推力器推力隨著功率增大呈線性增大,比沖隨功率的增大階梯增大,這主要是因為功率增大,放電室內(nèi)電子增多,電場強度增加,更多的原子電離增加了放電室中氙氣電離的氙離子濃度,進而增大了等離子體密度使得引出束流增加,同時束電壓的增大提升了光學系統(tǒng)的離子引出能力.

由圖7 可見,推力器在300—4850 W 功率范圍穩(wěn)定工作,推力11—188 mN,比沖1800—3567 s,效率34%—67%,當功率小于1900 W,效率隨著功率增大從34%近線性增長到63%,大于該值,效率隨功率增大趨勢變緩;在3000 W 時推力器最高效率達到67%,并基本保持不變,這是由于功率增大使得推力器放電室電離率增強,推力器的放電損耗降低.

圖7 推力、比沖和效率隨功率變化曲線 (a)推力;(b)比沖;(c)效率Fig.7.Thrust,specific impulse and efficiency as a function of input power:(a)Thrust;(b)specific impulse;(c)efficiency.

4 結論

針對小行星探測任務剖面研制了多模式離子推力器,并開展了加速電壓和陽極流率對推力器工作特性的影響研究,得到以下主要結果和結論:

1)一定范圍內(nèi)離子束流隨著加速電壓絕對值的減小不斷減小,然后突然增大,大、小推力模式下的電子返流極限電壓分別為—140 V 和—115 V,推力器在軌工作時要選擇合理的電壓調(diào)節(jié)區(qū)間,在執(zhí)行大推力需求任務時,為了阻止電子返流造成對柵極刻蝕,可以提高加速電壓絕對值;

2)離子推力器放電電壓、放電損耗隨陽極流率減小單調(diào)增大,減速電流單調(diào)減小,權衡離子推力器效率、對屏柵的刻蝕速率、熱設計,離子推力器在軌流率選擇時不能導致放電電壓過高,減少雙核離子的產(chǎn)生,小推力模式下,最佳流率區(qū)間為1.943—3.743 mg/s,大推力模式下,最佳流率區(qū)間為5.223—6.823 mg/s.

3)通過調(diào)節(jié)陽極電流、柵間電壓、工質(zhì)氣體流量,推力器在300—4850 W 功率范圍穩(wěn)定工作,推力11—188 mN,比沖1800—3567 s,效率34%—67%,在3000 W 時推力器最高效率達到67%.